Поиск  Пользователи  Правила 
Закрыть
Логин:
Пароль:
Забыли свой пароль?
Войти
 
Страницы: Пред. 1 ... 4 5 6 7 8 ... 11 След.
RSS
[ Закрыто ] Г.Г.Ивченков. Оценка характеристик F-1, основанная на анализе теплообмена и прочности трубчатой рубашки охлаждения, Оценка возможностей трубчатой рубашки охлаждения легендарного двигателя F-1
 
Цитата
Александр Хороших пишет:
Цитата
Старый пишет:
Кропотов, так какая толщина стенки была у Н-1 и у F-1?
Почему крупный специалист Ивченков не сообщил нам эти величины?
Вообще, это странный результат. С увеличением тяги двигателя получается, что охлаждать его легче. А тут - наоборот :(
Ну так это ж получается у нормальных людей. А тут - опровергатель. Уж в чём в чём а в том что у F-1 не могло быть никаких проблем с охлаждением - в этом нет никаких сомнений.

Вы, кстати, напрасно пытаетесь с ним разноваривать как с нормальным человеком. Вы ему дадите методику Иевлева, он сварганит ещё одну такую же "статью", вставит туда ваши формули и напишет " Специалистом Иевлевым научно доказано что F-1 никак не мог охлаждаться".

Ссылку на формулы которые он вставил в "статью" ему тоже дали специалисты на одном из форумов.
Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
 
Цитата
Дмитрий Кропотов пишет:
Цитата
Александр Хороших пишет:
Вообще, это странный результат. С увеличением тяги двигателя получается, что охлаждать его легче. А тут - наоборот :(
Не поясните ли? Возможно, с ростом размера двигателя охлаждать легче, но если увеличивается тяга - значит, давление в КС, значит, теплопоток подлежащий съему. Что не так?
То не так что тяга увеличилась в 6 раз а давление - в 1.4 раза. В сумме охлаждать стало легче.
А чего, крупный специалист Ивченков об этом не знал?
Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
 
Цитата
Дмитрий Кропотов пишет:
Цитата
Старый пишет:
Я спрашиваю про F-1. "Найти не удалось"? Ай-яй-яй! "Толщину стенки не знаю но заявляю что она неправильная и нифига не выдержит!". Самый убедительный аргумент крупного специалиста.

А что с теплопроводностью? Какова теплопроводность инконеля и нержавейки которая была на Н-1?
Старый, все тебе разжевать надо. На Н-1 стенка 0.254 мм. По критериальному уравнению подобия получается, что теплопоток у F-1 вырастет в 1.2 раза, что потребует для съема его уменьшить толщину стенки до 0.2 мм. Толще стенку сделать нельзя - не обеспечит поглощения теплопотока. Если уменьшить до 0.2 мм - стенка не выдержит давления керосина внутри. Что еще непонятно?
Какая была толщина стенки на самом деле? Где цифра?
С какой дури стенка не выдержит давления? Во сколько раз инконель прочнее стали? Где рассчёт?
Теплопроводность инконеля и нержавейки где?
Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
 
Цитата
По критериальному уравнению подобия получается

Сначала надо обосновать подобие, а потом уже делать выводы. В F-1 был пристеночный слой с повышенным содержанием керосина. Одного этого уже достаточно, чтобы отбросить всякие попытки пересчета по коэффициенту подобия. Кроме того, отличался материал и характеристики трубок.


Впрочем, все это неинтересно, т.к. 7-40 на а0базе уже указал главный идейный порок. Ивченков (или тот, кто на самом деле писал) считает, что КС сделана из двух слоев трубок. :)
На самом деле было 178 трубок переменного сечения в один слой, и направления потоков чередовались.


Очередная безграмотная хрень, ч. и т.д.
Изменено: vsvor - 04.09.2013 16:15:30
 
Кропотов, в вашей же статье:
Цитата

Материал трубок Н-1
Нержавеющая сталь 347 stainless steel, yield strength σ = 2480 Кг/см^2 при комнатной температуре, и σ = 1605 Кг/см^2 при Т = 740 °С, теплопроводность λ = 22.5 Вт/м°К

Материал трубок F-1
Никелевый сплав Inconel X-750 yield strength σ = 8600 Кг/см^2 при комнатной температуре и σ = 3169 Кг/см^2 при Т =730 °С , теплопроводность λ = 26 Вт/м°К. Y
Инконель в 2-4 раза прочнее стали применённой в Н-1, теплопроводность его в 1.2 раза выше. Но по вашим "рассчётам" он почемуто не обеспечит отвода тепла и не выдержит нагрузок.
Это потому что вы крупный специалист?
Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
 
Цитата
vsvor пишет:
Цитата
По критериальному уравнению подобия получается

Сначала надо обосновать подобие, а потом уже делать выводы. В F-1 был пристеночный слой с повышенным содержанием керосина. Одного этого уже достаточно, чтобы отбросить всякие попытки пересчета по коэффициенту подобия. Кроме того, отличался материал и характеристики трубок.


Впрочем, все это неинтересно, т.к. 7-40 на а0базе уже указал главный идейный порок. Ивченков (или тот, кто на самом деле писал) считает, что КС сделана из двух слоев трубок.
На самом деле было 178 трубок переменного сечения в один слой, и направления потоков чередовались.


Очередная безграмотная хрень, ч. и т.д.
- Ну нaконец то.
- И в чём логикa тaкого решения.
Шли бы Вы все на Марс, что ли...
 
Цитата
- И в чём логикa тaкого решения.

Канадский служащий патентного бюро (предположительно) посмотрел на картинку
http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber/cut-away-of-fuel-flow.jpg
- и решил, что трубки идут в два слоя, тогда как на самом деле изображены соседние трубки, находящиеся в одном слое. О чем, полагаю, даже неспециалист мог бы догадаться, созерцая остальные рисунки с этой страницы:

http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber.html
Изменено: vsvor - 04.09.2013 17:12:27
 
Цитата
vsvor пишет:
Цитата
- И в чём логикa тaкого решения.

Канадский служащий патентного бюро (предположительно) посмотрел на картинку
http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber/cut-away-of-fuel-flow.jpg
- и решил, что трубки идут в два слоя, тогда как на самом деле изображены соседние трубки, находящиеся в одном слое. О чем, полагаю, даже неспециалист мог бы догадаться, созерцая остальные рисунки с этой страницы:

http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber.html
Понятно.
:|
Изменено: m-s Gelezniak - 04.09.2013 17:20:29
Шли бы Вы все на Марс, что ли...
 
Цитата
Сергио пишет:
воообще у меня давно были овпросы.
1) завесное охлаждение и керосиновая рубашка - одно и то же?
2) несгоревший керосин который из сопла выходит - проделал весь путь от КС, или через какието промежутки встреливается новая порция на замену сгоревшему / нагревшемуся?
3) как в дырке между соплом и камерой сгорания обеспечить завесное охлаждение - это же жидкость, уменьшится диаметр для истечение газов!
1) Нет такого термина, как "керосиновая рубашка". Есть понятие "огневая рубашка"="огневая стенка", т. е. внутренняя стенка камеры сгорания (КС). Охлаждение может осуществляться протоком жидкости между двумя скрепленными оболочками, а может организовываться завеса, тем или иным путём: либо наличием т. н. "пояса завесы" - конструктивного элемента, обеспечивающего наложение равномерной пелены (по сути, плёнки) горючего на поверхность КС, либо расположение по периметру КС форсунок с повышенным расходом горючего (либо чисто форсунки горючего).
2.1 Соотношение компонентов (секундный массовый расход окислителя, делённый на такой же расход горючего - Km[кс]) в КС отличается от стехиометричесокго соотношения Km[стех] (обеспечивающего, очевидно, максимальный энергетический выход на единицу массы прореагировавших компонентов) преобладанием горючего. Как ни странно, эта мера увеличивает скорость истечения - а именно она важна для повышения эффективности ЖРД. Всё дело в том, что скорость истечения определяется не только количеством энергии, приходящейся на единицу массы газа, но и его молярной массой; чем легче молекулы, тем до бОльшей скорости они ускорятся в сопле. (Представьте, что у вас есть два газа с одинаковым количеством энергии, но с разной молярной массой. Вспомните формулу кинетической энергии и всё встанет на свои места.) А у восстановительного газа молярная масса как раз меньше (сравните молярные массы недоокисленных С, СО и полностью окисленного СО2). Так что продукты сгорания в ЖРД всегда имеют слабо восстановительную природу.
2.2 Для охлаждения КС организуется внутреннее охлаждение - с помощью пристеночного слоя, создаваемого форсунками и поясами завес. Горючее, которое подаётся ими, также не полностью прогорает. Сами пояса завесы могут в различном количестве: 0 (как на РД-107), 1, 2 (как на 8Д44) и более. Располагаются они в цилиндре КС и дозвуковой части сопла.

Так что из сопла КС выходит газ с частичного непрореагировавшим горючим.
3. Конкретные примеры конструктивного исполнения поясов завесы можно посмотреть в любом учебнике по ЖРД. Я рекомендую Г. Г. Гахун "Конструкция и проектирование ЖРД". Т. к. сам расход горючего на завесы мал (1-3% всего расхода горючего), а сама пелена жидкости быстро испаряется, то и их влияние на течение газа малО.
 
Цитата
Старый пишет:
Вы, кстати, напрасно пытаетесь с ним разноваривать как с нормальным человеком.

Априори полагаете, что он безнадёжен? Может, просто заблуждающийся? :)
Да и что-то закис я. Попробую, посчитаю - с меня не убудет.
 
Цитата
Александр Хороших пишет:
Цитата
Старый пишет:
Вы, кстати, напрасно пытаетесь с ним разноваривать как с нормальным человеком.

Априори полагаете, что он безнадёжен? Может, просто заблуждающийся? :)
Да и что-то закис я. Попробую, посчитаю - с меня не убудет.
Ну он опровергает американскую лунную программу как минимум 10 лет (этому я лично свидетель), а это, знаете ли, большой срок. Как вы думаете, он вас послушает?
С уважением, Денис Лобко
 
Цитата
Денис Лобко пишет:
Ну он опровергает американскую лунную программу как минимум 10 лет
Ого, стаж. Когда там ветерана труда дают? :)

Цитата
Денис Лобко пишет:
Как вы думаете, он вас послушает?
Тогда ясно, что нет :(
 
Думаю об опровергателях и не укладывается в голове этот удивительный феномен. Может, они мазохисты-пидорасы? Может им _нравится_ выглядеть идиотами?
 
Цитата
vsvor пишет:
Цитата
По критериальному уравнению подобия получается

Сначала надо обосновать подобие, а потом уже делать выводы. В F-1 был пристеночный слой с повышенным содержанием керосина. Одного этого уже достаточно, чтобы отбросить всякие попытки пересчета по коэффициенту подобия. Кроме того, отличался материал и характеристики трубок.


Впрочем, все это неинтересно, т.к. 7-40 на а0базе уже указал главный идейный порок. Ивченков (или тот, кто на самом деле писал) считает, что КС сделана из двух слоев трубок. :)
На самом деле было 178 трубок переменного сечения в один слой, и направления потоков чередовались.


Очередная безграмотная хрень, ч. и т.д.
Дело в том, что 178 трубок (89*2) диаметром 28 мм каждая просто не поместятся по окружности камеры сгорания, диаметром примерно 1 м. Там есть место только для размещения их только в 2 слоя. Например, для того, чтобы 89 трубок (первый охлаждающий слой) поместились вокруг критического сечения КС (диаметром примерно 70 см) - их диаметр пришлось уменьшить до 20 мм. Если, как нафантазировал 7-40, все 178 трубок расположены в КС и критическом сечении в один слой - они бы потребовали для своего размещения почти вдвое больше места по окружности.
 
Получил несколько комментариев от Г.Г.Ивченкова.

Вначале о SSME (RS-25)

The main injector and dome assembly is welded to the hot-gas manifold, and the MCC is also bolted to the hot-gas manifold.[3] The MCC comprises a structural shell made of Inconel 718 which is lined with a copper-silver-zirconium alloy called NARloy-Z, developed specifically for the RS-25 in the 1970s. Around 390 channels are machined into the liner wall to carry liquid hydrogen through the liner to provide MCC cooling, as the temperature in the combustion chamber reaches 3,315 °C (5,999 °F) during flight – higher than the boiling point of iron.


The inner part of the flow is at much lower pressure, around 2 psi (14 kPa) or less.[9] The inner surface of each nozzle is cooled by liquid hydrogen flowing through brazed stainless steel tube wall coolant passages. On the Space Shuttle, a support ring welded to the forward end of the nozzle was the engine attach point to the orbiter-supplied heat shield. Thermal protection was necessary because of the exposure portions of the nozzles experience during the launch, ascent, on-orbit and entry phases of a mission. The insulation consisted of four layers of metallic batting covered with a metallic foil and screening.

Таким образом КС (МСС) двигателя SSME СДЕЛАНА ПО ДВУХОБОЛОЧНОЙ технологии и только нижняя часть сопла выполенеа из трубок из нержавеющей стали (т.к они легче).

Материал взят из http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Shuttle_Main_Engine




Теперь насчет LE-7

LE-7 –японский двигатель на кислород/водороде, выполненный по закрытой схеме с давлением в КС 110 атм (давление для замунутой схемы мало, обычно больше 150 атм) и тягой порядка 100 тонн. Информаци о конструкции его КС и сопла мало, но, как видно на фото, приведенном в http://en.wikipedia.org/wiki/LE-7 и из других материалах, КС двигателя, опять же, как у SSME, выполнена по оболочной технологии а нижняя части сопла выполнена из трубок (состоит из Upper Thrust Chamber and Lower Thrust Chamber). Это видно, в частности по подводу горючего к рубашке охлаждения
Также японцы постарались свести пайку и сварку до минимума, предпочитая механическую обработку и литье, что дополнительно подтверждает оболочную конструкцию КС:
Specific emphasis was placed on reducing or the amount of required welding by allowing for more machined or cast components, and to simplify as many of the remaining welds as possible. This resulted in a substantial rework of the pipe routing (which makes the outward appearance of the two models considerably different).

Кроме того, они попробывали сделать неохлаждаемый насадок со вдувом, аналогично F-1 В результате из за возникшего из за вдува скачка в сопле (см. статью о F-1) появидась боковая сила и погорели трубки. Такая возможность, кстати, была отмечена в статье для F-1 – там тоже неохлаждаемый насадок. В результате, японцы этот насадок убрали:
For the new engine model, a nozzle extension was designed that could be added to the base of the new standard “short” nozzle when extra performance was required. But when the engine was fitted with the nozzle extension, the 7A encountered a new problem with unprecedented side-loads and irregular heating on the nozzle strong enough to damage the gimbal actuators andregenerative cooling tubes during startup. Meticulous computational fluid dynamics (CFD) work was able to sufficiently replicate and trace the dangerous transient loading and a new one-piece “long” nozzle with full regenerative cooling (as opposed to the original short nozzle with a separate film-cooled extension) was designed to mitigate the problem. Before this new nozzle was ready, some H-IIA’s were launched using only the short nozzle. The 7A no longer uses a separate nozzle extension in any configuration.

По материалам http://en.wikipedia.org/wiki/LE-7 и http://www.astronautix.com/engines/le7.htm

Также см. http://satcom.jp/English/english1011/specialrp2.pdf, где очень подробно описаны конструирование и испытание LE-7 и LE-7A, там, в частности видны две части двигателя КС и верхняя часть сопла (Upper Thrust Chamber and Lower Thrust Chamber), выполненные по оболочной технологии и нижняя часть из трубок (рис. 8-1).
В ранних двигателях LE-5 японцы попробывали было использовать трубчатую рубашку охлаждения для КС и сопла, но потом перешли на оболочную. В http://www.mhi.co.jp/technology/review/pdf/e484/e484036.pdf подробно описана разработка LE-7. на стр. 40 Mitsubishi Heavy Technical Review написано следующее:
In the LE-5B engine the design was revised from a brazed-tube combustion chamber to an electroformed combustion chamber with copper-alloy cooling groves…. The brazed tube combustion chamber was abolished, and simplification of the nozzle structure reduced the engine cost.

Так что оба двигателя имеют КС и верхнюю часть сопла, выполненную по оболочной технологии и только нижняя часть сопла выполнена из трубок. Совершенно очевидно из расчетов и всех приведенных материалов, что трубки НЕ ВЫДЕРЖИВАЮТ ДАВЛЕНИЯ в 110 атм у LE-7 и, тем более в 220 атм.у SSME!


РД-107
Все форсунки, внутренние стенки и переднее (огневое) днище выполнены из бронзы БрХ08; гофрированные проставки - из сплава № 5 (на медной основе); днища среднее и наружное, патрубки, фланцы, силовые кольца, перегородки - из стали ЭИ654; трубы, соединительное кольцо средней части и сопла - из стали Х18Н10Т; рубашка сопла - из стали 12Х2НВФА; рубашка средней части - из 21Х2НВФА. Для пайки форсунок применяется припой ПСр 37,5. Для пайки средней части и сопла применяется припой ПСрМНЦ-38.

Ну и что?
Внутренняя оболочка обязательно должна быть сделана из материала с высокой теплопроводностью (бронзы БрХ08 для РД-107), а внешнюю оболочку можно сделать из любого материала с хорошнй прочностью (там теплопроводность не играет роли). В двигателе Вулкан ракеты Ариан 5 (см. статью о F-1), например, наружняя оболочка выполнена из никелевого сплава.
 
Цитата
В ранних двигателях LE-5 японцы попробывали было использовать трубчатую рубашку охлаждения для КС и сопла, но потом перешли на оболочную.

Да, LE-5A изготавливали с трубчатой КС, и N-е количество ракет отлетало с такими двигателями. Трубчатое сопло используется и сейчас.


Цитата
Дело в том, что 178 трубок (89*2) диаметром 28 мм каждая просто не поместятся по окружности камеры сгорания, диаметром примерно 1 м. Там есть место только для размещения их только в 2 слоя.



Ведь понимаете, что это бред, - так зачем же повторять? В источниках и написано, что был один слой, и нарисовано. Hint:
http://s1.ipicture.ru/uploads/20130905/QoC57GdM.jpg
 
Цитата
vsvor пишет:
Цитата
В ранних двигателях LE-5 японцы попробывали было использовать трубчатую рубашку охлаждения для КС и сопла, но потом перешли на оболочную.

Да, LE-5A изготавливали с трубчатой КС, и N-е количество ракет отлетало с такими двигателями. Трубчатое сопло используется и сейчас.
Цитата
Дело в том, что 178 трубок (89*2) диаметром 28 мм каждая просто не поместятся по окружности камеры сгорания, диаметром примерно 1 м. Там есть место только для размещения их только в 2 слоя.



Ведь понимаете, что это бред, - так зачем же повторять? В источниках и написано, что был один слой, и нарисовано. Hint:
http://s1.ipicture.ru/uploads/20130905/QoC57GdM.jpg

Насчет трубчатого сопла - там можно использовать иные решения, а вот в кс и критическом сечении, т.е. в наиболее теплонапряженных местах - используются только оболочечные решения. ЧТД.

По поводу толщины трубок. Вы картинку с некруглым сечением трубок откуда взяли - ведь не из материалов по F-1? В источнике http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-tube-markings.html, также как в http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber.html
везде картинки трубок - с круглым сечением.
 
Цитата
Дмитрий Кропотов пишет:
По поводу толщины трубок. Вы картинку с некруглым сечением трубок откуда взяли - ведь не из материалов по F-1? В источнике http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-tube-markings.html , также как в http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber.html
везде картинки трубок - с круглым сечением.
Вы не только неграмотны, но еще и слепы - третья картинка сверху в первой же, процитированной вами ссылке.
5359055087344250
 
Цитата
Вал пишет:
Цитата
Дмитрий Кропотов пишет:
По поводу толщины трубок. Вы картинку с некруглым сечением трубок откуда взяли - ведь не из материалов по F-1? В источнике http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-tube-markings.html , также как в http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber.html
везде картинки трубок - с круглым сечением.
Вы не только неграмотны, но еще и слепы - третья картинка сверху в первой же, процитированной вами ссылке.
То, что вы приняли за профиль трубок на картинке
http://heroicrelics.org/ussrc/engines-f-1-dcse/dsc59889.jpg.htmlвообще к ним никакого отношения не имеет. Посчитайте, например, число прямоугольных отверстий - 5 штук, а трубок под блоком этих отверстий - всего 3 шт.
Изменено: Дмитрий Кропотов - 05.09.2013 09:16:30
 
Цитата
Ивченков пишет: За последующие годы вскрылось большое количество прямых и косвенных свидетельств о том, что, как минимум часть из этих полетов была действительно инсценирована.
:D
Опровергатели явно измельчали, теперь опровергают только часть полетов. Вот клоуны.
И это с таким-то материалищем! Когда F-1 не могло быть, а НК-33 был, из этого же явно следует , кто на самом деле был на Луне!
Изменено: Неглупый - 05.09.2013 10:01:27
Уверенность любителей - предмет зависти для профессионалов
Страницы: Пред. 1 ... 4 5 6 7 8 ... 11 След.
Читают тему (гостей: 1)
Журнал Новости Форум Фото Подписка Рекламодателям Контакты